新型航空發動機用Ni-cBN 主動切削涂層切削性能研究

王宇，崔岳峰，郭睿，劉建明*，黃凌峰，王帥

( 1.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110015；2.北礦新材科技有限公司，北京 102206；3.北京市工業部件表面強化與修復工程技術研究中心，北京 102206；4.特種涂層材料與技術北京市重點實驗室，北京 102206 )

0 引言

提高效率是航空發動機領域的一個核心問題。氣流泄漏會降低發動機的效率，因此減少泄漏一直是航空發動機發展的重點。通常，在旋轉部件和靜止部件之間設計密封系統來控制氣流泄漏[1]。其中一種密封系統稱為篦齒密封，它由旋轉部件上的幾個篦齒和靜止部件上的襯套組成。帶有金屬蜂窩等可磨耗材料的襯套可以使篦齒鰭片在不發生重大損傷或磨損的情況下摩擦，以保持有效的密封界面[2]?？刂泼芊饨Y構間隙是降低氣體泄漏最經濟、最有效的方法[3]。為了防止轉子、靜子金屬對磨產生過高的溫度，一般將篦齒頂端加工成薄帶結構[4]。在篦齒尖端等關鍵部位制備防護涂層能防止最開始轉動時的切入以及瞬態極端操作時產生的對磨對篦齒產生的磨損。防護涂層的制備因此成為提高使用壽命和降低維護成本的重要技術。

早期篦齒防護涂層一般采用大氣等離子噴涂氧化鋁、氧化鈦等硬質耐磨涂層，通過提高篦齒硬度起到耐磨防護作用[5]。隨著發動機性能要求的提高，篦齒件的工作溫度和速度都大幅度提高，傳統的氧化鋁類耐磨涂層因高速摩擦生熱劇烈導致熔融磨損，且陶瓷基涂層與金屬篦齒基體熱膨脹匹配性差導致涂層易發生剝落。近年來國外出現新型主動切削涂層，其類似高速切削磨削刀具涂層，將被動耐磨轉變為主動切削，能夠大幅度降低摩擦熱和碰磨震動，具有更優異的防護效果，在國外先進航空發動機中得到成功應用。新型主動切削涂層的基本結構是金屬涂層嵌合大粒徑磨削顆粒，并且磨削顆粒的鋒利尖角和棱邊露出涂層表面[6]。這類涂層一般采用復合電沉積工藝制備[7]，其中篦齒表面主動切削防護涂層便是其中一項典型的應用，而cBN 因其良好的切削、耐高溫性及電鍍適應性成為主動切削涂層中最常使用的切削相。國外諸多公司，如：GE 公司[8]、Praxair[9]、Chromalloy[10]、Rolls-Royce[11]等都發展了具有復雜型面及精細結構的渦輪部件表面復合電沉積涂層技術 ( 包括在篦齒結構上制備cBN 主動切削涂層 ) ，相關工藝已獲專利授權，相關產品也已成熟應用于新一代航空發動機中。但相關技術受到國外各大廠商的嚴格保密，在篦齒表面制備復合電沉積Ni-cBN 主動切削涂層的公開報道較少。本研究采用復合電沉積工藝在篦齒模擬件表面制備了Ni-cBN 涂層，采用可模擬航空發動機高溫高速碰磨工況的可磨耗試驗機，在高溫高速的極端工況的試驗條件下對涂層與金屬蜂窩的對磨切削性能進行了研究。

1 試驗

1.1 基體材料及試樣

試片基體材料選用FGH95 鎳基高溫合金，其 名 義 成 分 為： 鎳 60wt.%、 鉻 20wt.%、 鈷13wt.%、鉬 4wt.%、鎢 3wt.%、鈦 1.5wt.%、鋁0.5wt.%、碳 0.1wt.%、鋯 0.1wt.%、硼 0.005wt.%。涂層顯微組織試片尺寸為Φ25 mm×4 mm。涂層對磨切削性能測試試樣使用具備篦齒局部仿形齒尖和齒面結構的模擬件，如圖1 所示。金屬蜂窩GH3536 合金的名義成分為：鉻 22wt.%、鐵18wt.%、鉬 9wt.%、鈷 1.5wt.%，其余為鎳。

圖1 具備篦齒局部仿形齒尖和齒面結構的模擬件Fig.1 Sample part with labyrinth seal fins

1.2 涂層制備

采用復合電沉積工藝制備Ni-cBN 涂層[12]。先將樣品表面浸泡丙酮超聲清洗以除去表面油污。采用鎳基鍍液體系，用于磨料顆粒的均勻完整鍍覆。所使用的磨料顆粒為單晶立方氮化硼，名義粒度為140-170 目。復合電沉積完成后采用真空熱處理爐對復合電沉積涂層進行熱處理以消除涂層內部應力，熱處理條件為：真空度不低于5×10-3Pa，以10 ℃/min 升溫速率升至540 ℃后保溫4 h，隨爐冷卻。

1.3 涂層性能測試

1.3.1 涂層基本性能

本文使用QUANTA 400 掃描電子顯微鏡( Scanning Electron Microscope, SEM ) 對涂層厚度、Ni 層厚度、涂層中cBN 粒度及cBN 埋深進行觀察分析；使用HITACHI SU5000 掃描電子顯微鏡對篦齒Ni-cBN 涂層表面狀態和截面組織進行觀察分析；使用Xflash 6130 對切削后的涂層表面和涂層截面進行能量色散X 射線譜 ( Energy dispersive X-ray spectroscopy, EDS ) 分析。

涂層結合強度測試的具體方法為：首先在Φ25 mm×4 mm 規格的FGH95 試樣的一面進行Ni-cBN 涂層制備，利用釬焊的辦法將圓片有、無涂層的兩個圓面分別焊接在Φ25 mm×50 mm的兩根316 不銹鋼接頭上，隨后將該釬焊樣按GB/T 228.1-2010 加工成拉伸試樣并進行抗拉強度測試。由于Ni-cBN 涂層的結合強度一般低于涂層與不銹鋼釬焊結合強度，也低于FGH95 基體與不銹鋼釬焊結合強度，所以施加拉力后，涂層首先會從內部斷開或從涂層與FGH95 界面斷開，因此可以通過這種方法判斷Ni-cBN 涂層結合強度。

1.3.2 對磨切削性能

對磨切削性能測試在北礦新材科技有限公司研制的BKY-HVT300/800 高溫超高速可磨耗試驗機上進行，分別將帶有涂層與不帶涂層的篦齒模擬結構試樣與GH3536 高溫合金金屬蜂窩對磨，通過對比觀察篦齒結構與金屬蜂窩的摩擦磨損情況和對磨過程中的基體溫度變化，來考察涂層的對磨切削性能以及涂層對篦齒的保護效果。

圖2 是篦齒試驗塊與金屬蜂窩裝配在高溫高速可磨耗試驗機上的實物圖。高轉速圓盤 ( 0～15000 r/min ) 帶動帶涂層篦齒試驗塊旋轉運動，金屬蜂窩采用火焰噴槍對對磨部位進行高速焰流加熱。金屬蜂窩正面采用紅外傳感進行溫度監測，背面采用多點電偶進行溫度監測。試驗時，通過高精度傳動軸對金屬蜂窩進行進給速率和進給量的控制。

圖2 安裝完成后的篦齒—蜂窩對磨結構Fig.2 Grinding structure of labyrinth seal fins-honeycomb after installation

分別在不同溫度 ( 室溫、600 ℃ ) ，不同線速度 ( 150 m/s 和300 m/s ) 、不同進給速率( 5 μm/s、50 μm/s 和500 μm/s ) 、不同進給深度 ( 100 μm、200 μm、700 μm ) 等條件進行對磨切削試驗[13]。為了充分模擬涂層長時間使用后涂層是否失效，將一部分帶涂層樣品直接放入大氣600 ℃的環境中處理200 h 后隨爐冷卻，在此熱穩定試驗后再進行對磨試驗。

現有主動切削涂層多應用氣路封嚴結構，常用涂層高度磨損比 ( IDR，Incursion Depth Ratio，主動切削涂層高度變化與靜子涂層刮痕深度的比值 )作為其切削性能的評價指標，計算公式見式 ( 1 ) ：

IDR=（h1-h2）/（h3+h1-h2） ( 1 )

其中，h1為齒尖刮削前高度，h2為齒尖刮削后高度，h3為蜂窩刮削深度，h1、h2、h3的單位均μm[14,15]。由于金屬蜂窩硬度不高，在短時 ( 1.4～20 s ) 的高溫高速對磨試驗中涂層并未受到可測量的磨損，因此，僅采用IDR計算公式并不能完全評估涂層和金屬蜂窩對磨效果。

引入涂層與金屬蜂窩對磨部位的對磨瞬時溫度升高量ΔT作為涂層切削效果的評價依據，該項指標可以反映涂層是否能夠有效降低摩擦熱，預測涂層服役過程中熱疲勞失效。

2 試驗結果與討論

2.1 涂層基本性能

使用掃描電子顯微鏡對涂層總厚度和Ni 粘結層厚度進行測量，結果如圖3 所示。涂層總厚度由顆粒最高點到基體的距離決定，樣品檢測區域的涂層總厚度分別為132.01、102.28、136.38、92.38 μm，平均厚度為115.76 μm。對樣品進行Ni層厚度測量，樣品檢測區域的Ni 涂層厚度分別為82.09、76.46、83.88、80.59 μm，平均厚度為80.76 μm。

對Ni-cBN 涂層結合強度試樣進行了抗拉強度測試，試樣拉斷后，斷裂面均位于Ni-cBN 涂層部位， Ni-cBN 涂層釬焊結合強度測試樣抗拉強度值為160 MPa、177.5 MPa、181.8 MPa。由于斷裂面均位于Ni-cBN 涂層部位，因此，抗拉強度即為涂層結合強度。該涂層的結合強度遠高于熱噴涂制備的氧化鋁類防護涂層(20 MPa左右)[5]，可以有效防止涂層脫落。

2.2 對磨切削性能測試

對不同溫度 ( 室溫、600℃ ) ，不同線速度 ( 150 m/s、300 m/s ) 、不同進給速率 ( 5 μm/s、50 μm/s、500 μm/s ) 、不同進給深度 ( 100 μm、200 μm、700 μm ) 等條件下分別進行了篦齒涂層—金屬蜂窩對磨切削試驗，結果見表1。從對磨測試結果可以看出，進給深度在100 μm 時金屬蜂窩表面形成較淺刮槽；進給深度在200 μm 時涂層表面有少量金屬粘附，金屬蜂窩表面形成均勻明顯的刮槽；進給深度在700 μm 時涂層表面有金屬粘附，金屬蜂窩表面形成均勻較深的刮槽。篦齒型面Ni-cBN 主動切削涂層在各種參數條件下與金屬蜂窩對磨均能保持完好并在金屬蜂窩表面形成均勻的刮槽，篦齒涂層具有良好的切削效果。

表1 不同條件篦齒涂層—金屬蜂窩對磨試驗結果Table 1 Cutting experiments results of labyrinth-honeycomb at different conditions

為充分驗證篦齒涂層在高溫高速工況下的服役性能，對溫度600 ℃、對磨線速度300 m/s、對磨進給速率50 μm/s、對磨進給深度200 μm 的高溫高速對磨典型工況下涂層對磨前后的變化進行了詳細測試研究。圖4 是金屬蜂窩與有無涂層的篦齒對磨后的磨痕對比圖，圖5 是帶涂層篦齒與金屬蜂窩對磨后篦齒表面掃描電鏡照片和對應區域能譜分析。圖6 是對磨后的篦齒尖端截面顯微組織。研制的Ni-cBN 涂層鍍覆的篦齒尖端與金屬蜂窩對磨后，篦齒表面Ni-cBN 涂層保存完整，未因高溫高速對磨而失效。帶涂層篦齒的磨痕與無涂層篦齒的磨痕相比更加連續、均勻，說明涂層使篦齒的切削性能明顯提高。從圖5、圖6 中可以看出，篦齒與金屬蜂窩對磨后表面有金屬粘附，通過EDS 分析發現Ni-cBN 涂層表面具有Cr和Fe 元素，說明涂層表面粘附物為金屬蜂窩磨屑。

圖4 與金屬蜂窩對磨后篦齒照片：(a) 無涂層篦齒；(b)帶Ni-cBN 涂層篦齒Fig.4 Images of labyrinth seal fins after cutting with metal honeycombs : (a) without coating; (b) with Ni-cBN coating

圖5 Ni-cBN 涂層與金屬蜂窩對磨后組織照片及EDS 分析結果: (a) SEM; (b) EDSFig.5 SEM image and EDS result of Ni-cBN coating after cutting against metal honeycombs: (a) SEM, (b) EDS

圖6 篦齒尖端對磨后截面顯微組織Fig.6 Cross-section SEM image of Ni-cBN coating after cutting

圖7 是有、無涂層篦齒與金屬蜂窩對磨溫度變化圖。從圖7 清晰可見，無涂層篦齒與金屬蜂窩對磨5 秒時間內，金屬蜂窩表面溫度迅速升高近100 ℃；而帶Ni-cBN 涂層篦齒與金屬蜂窩對磨過程中，金屬蜂窩表面溫度僅有20 ℃左右的溫升，Ni-cBN 涂層可有效降低篦齒與金屬蜂窩的對磨溫度。

圖7 有、無涂層篦齒與金屬蜂窩對磨過程中金屬蜂窩表面溫度變化圖Fig.7 Temperature changes of metal honeycomb surface during cutting against labyrinth seal fin with/without coating

圖8、圖9 分別是有、無涂層篦齒與金屬蜂窩對磨后蜂窩磨痕形貌和篦齒表面的形貌。從圖8 (b) 和圖9 (b) 可以看出，帶涂層篦齒與金屬蜂窩對磨后不論在篦齒尖端還是在金屬蜂窩切槽處，均形成了沿切削方向的均勻細小對磨切削紋理，這種對磨狀態有利于溫度擴散，避免篦齒與金屬蜂窩形成積攢過多的摩擦熱。而從圖8 (a) 可以看出，無涂層篦齒與金屬蜂窩對磨時產生了擠壓對磨現象，金屬蜂窩被擠壓卷曲、破壞，這種硬對磨是導致篦齒與蜂窩對磨溫升較高的主要因素，這種較大溫升對篦齒齒尖有明顯不利影響，易造成齒尖的熱疲勞失效。從圖9 (a) 可以看出，無涂層篦齒尖端對磨后表面發黑，說明其表面形成了Ni、Fe 金屬的低價氧化物組織，可見對磨產生了較大的熱量。從圖9 還可觀察到篦齒尖端組織中存在較多細小熱裂紋，這也解釋了無防護篦齒服役過程中易熱疲勞失效的原因。

圖8 與篦齒對磨后蜂窩形貌：(a) 與無涂層篦齒對磨； (b) 與帶涂層篦齒對磨Fig.8 Images of metal honeycomb scratch after cutting against labyrinth seal fin: (a) without coating, (b) with coating

圖9 篦齒對磨后形貌：(a) 無涂層； (b) 帶涂層Fig.9 Images of labyrinth seal fin after cutting: (a) without coating, (b) with coating

為了充分模擬涂層長時間使用后涂層是否失效，本文將初始態和600 ℃大氣環境下熱穩定200 h 后的兩種帶涂層篦齒試樣，在溫度600 ℃、對磨線速度300 m/s，對磨進給速率50 μm/s，對磨進給深度200 μm 的典型工況進行了高溫高速對磨切削試驗。圖10 為熱穩定前、后帶涂層篦齒與金屬蜂窩對磨后照片。從圖10 可以看出，熱穩定前、后帶Ni-cBN 涂層的篦齒結構與GH3536 金屬蜂窩對磨后，篦齒表面涂層均保持完好，金屬蜂窩表面對磨切削形成的溝槽連續、均勻，二者形成了良好的對磨匹配效果。

圖10 帶涂層篦齒與金屬蜂窩對磨后照片：(a) 熱穩定前； (b) 熱穩定后Fig.10 Images of labyrinth seal fins with coating after cutting against metal honeycombs:(a) before heat treatment, (b) after heat treatment

圖11、圖12 分別為熱穩定前、熱穩定后的篦齒結構對磨試驗后涂層表面微觀狀態，圖13 為篦齒涂層截面EDS 面掃圖。從圖13 可以看出，熱穩定前后篦齒表面Ni-cBN 涂層均保持完整，未發生剝落、掉塊，涂層及cBN 磨料顆粒表面有少量金屬蜂窩磨屑粘附?？梢姛岱€定過程對NicBN 涂層的切削性能無顯著影響。

圖11 未熱穩定的篦齒涂層經對磨試驗后照片：(a)表面；(b) 局部放大Fig.11 SEM images of labyrinth seal fin surface coating without heat treatment after cutting experiment:(a) surface; (b) enlarged image

圖12 熱穩定后的篦齒涂層經對磨試驗后照片：(a)表面；(b) 局部放大Fig.12 SEM images of labyrinth seal fin surface coating after heat treatment after cutting experiment:(a) surface; (b) enlarged image

圖13 篦齒涂層截面能譜面掃圖Fig.13 EDS area scanning images of labyrinth coating after cutting experiment

3 結論

在FGH95 試片和篦齒模擬件表面制備了磨料顆粒分布均勻、平均厚度為115.76 μm 的Ni-cBN主動切削涂層，并在不同溫度、線速度、進給速率、進給深度等條件下進行了一系列篦齒涂層—金屬蜂窩對磨切削試驗，得出以下結論：

( 1 ) Ni-cBN 主動切削涂層與金屬蜂窩對磨后均能保持完好并在金屬蜂窩表面形成均勻的刮槽，對磨切削紋理細小均勻，篦齒涂層具有良好的切削效果。

( 2 ) 帶Ni-cBN 涂層篦齒與金屬蜂窩對磨過程中，相對無涂層篦齒與金屬蜂窩對磨溫升降低了約80 ℃，Ni-cBN 涂層可有效降低篦齒與金屬蜂窩的對磨溫度。

( 3 ) 600 ℃大氣環境下熱穩定200 h 處理后涂層仍能保持良好的切削性能，熱穩定過程對Ni-cBN 涂層的切削性能無顯著影響，所制備NicBN 涂層在600 ℃大氣環境下具有優異的熱穩定性。